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        鳥撞復(fù)合材料蜂窩夾芯平板動(dòng)響應(yīng)分析

        2021-12-12 13:41:12霍雨佳
        航空材料學(xué)報(bào) 2021年6期
        關(guān)鍵詞:前面板鋪層蜂窩

        霍雨佳

        (航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司, 成都 610092)

        鳥撞影響飛機(jī)飛行安全,作為典型的動(dòng)力學(xué)問題,在計(jì)算分析和實(shí)驗(yàn)研究領(lǐng)域一直被關(guān)注。Nishikawa等[1]對復(fù)合材料層合板鳥撞過程進(jìn)行數(shù)值模擬,研究了不同撞擊速度、不同鳥彈質(zhì)量對結(jié)構(gòu)撞擊動(dòng)態(tài)響應(yīng)的影響,并分析了鳥撞作用下復(fù)材層合板的破壞機(jī)理。Smojver等[2]進(jìn)行了仿真鳥撞擊飛機(jī)結(jié)構(gòu)實(shí)驗(yàn),分析了飛機(jī)結(jié)構(gòu)在鳥撞下的破壞模式。Heimbs等[3]對軍用直升機(jī)外部設(shè)備的探照燈及其吊艙的抗鳥撞性能進(jìn)行模擬研究,建立了有限元模型,并從單元級到全尺寸結(jié)構(gòu)級逐級進(jìn)行了驗(yàn)證,重點(diǎn)研究了不同鋁合金和目標(biāo)結(jié)構(gòu)的機(jī)械緊固件的非線性本構(gòu)模型。Zhang等[4]對鳥撞直升機(jī)葉片進(jìn)行了數(shù)值模擬分析,結(jié)果表明,鳥彈的幾何形狀和沖擊方向?qū)_擊響應(yīng)和動(dòng)能損失有顯著影響。馮振宇等[5]利用明膠鳥彈撞擊力傳感器實(shí)驗(yàn),用優(yōu)化反演的方法獲取明膠鳥的本構(gòu)參數(shù)。

        蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)鳥撞問題也廣受關(guān)注。Liu等[6]對鳥撞復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值模擬分析,選擇合適的材料本構(gòu)模型與建模方法,利用實(shí)驗(yàn)證明了建模方法的合理性;石宵鵬等[7]對飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的蜂窩夾芯擋板鳥撞過程進(jìn)行數(shù)值模擬研究,通過對比模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果發(fā)現(xiàn)兩者的吻合性較好,證明了計(jì)算方法的合理性。劉永強(qiáng)等[8]對復(fù)合材料面板蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)進(jìn)行抗鳥撞性能分析,并通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了分析方法的正確性。王露晨等[9]進(jìn)行了不同規(guī)格的蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能研究,分析在鳥撞沖擊下蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的損傷類型,并對比不同蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的抗鳥撞能力以及吸能效果。陳琨等[10]開展了復(fù)合材料蜂窩夾芯平板鳥撞實(shí)驗(yàn),分析了夾芯平板的損傷形式,并對比了蜂窩芯高度和沖擊速度對撞擊結(jié)果的影響。

        國內(nèi)對復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)鳥撞問題的研究更多集中于有限元仿真,實(shí)驗(yàn)支持較少。本工作結(jié)合Lavadèze[11]復(fù)合材料全局單向?qū)幽P徒ⅧB撞復(fù)合材料蜂窩夾芯平板有限元模型,利用明膠材料的鳥彈撞擊復(fù)合材料蜂窩夾芯平板,實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證該建模方法的準(zhǔn)確性,揭示在鳥撞沖擊作用下復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的損傷機(jī)理,分析對比撞擊過程中能量的耗散途徑,并對影響蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)吸收鳥撞沖擊能量的相關(guān)因素進(jìn)行變參數(shù)分析。

        1 實(shí)驗(yàn)材料與方法

        撞擊目標(biāo)為復(fù)合材料蜂窩夾芯平板,由復(fù)合材料面板與蜂窩芯組成,如圖1所示。前面板從外到內(nèi)依次為單層玻璃纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂基單向帶以及兩層碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂基單向帶構(gòu)成,厚度0.375 mm;后面板為一層玻璃纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂基單向帶組成,厚度0.125 mm。蜂窩芯為NOMEX?芳綸紙,密度48 kg/m3,單個(gè)蜂窩邊長2.7 mm,壁厚0.27 mm,高度5 mm。夾芯板總體鋪層順序?yàn)椋?/±45°/Core/0°]。

        圖1 夾芯板結(jié)構(gòu)示意圖(a)正視圖;(b)側(cè)視圖Fig. 1 Schematic diagram of sandwich plate structure(a)front view;(b)side view

        撞擊物為明膠仿真鳥彈,密度950 g/cm3,質(zhì)量80 g,幾何形狀為圓柱體,直徑44 mm,高88 mm,撞擊速度130 m/s,實(shí)驗(yàn)裝置及示意圖如圖2。

        圖2 實(shí)驗(yàn)裝置及示意圖 (a) 明膠鳥彈;(b)夾芯板;(c)實(shí)驗(yàn)示意圖Fig. 2 Experimental set up and its diagram (a) gelatin bird;(b) sandwich structure;(c) experimental diagram

        2 數(shù)值模型

        圖3為復(fù)合材料面板、蜂窩芯和鳥彈有限元模型。面板采用殼單元網(wǎng)格模擬,四邊形單元邊長2 mm,單元總數(shù)34848;蜂窩芯使用體單元模擬,正八面體邊長為4 mm,單元總數(shù)4356;使用SPH無網(wǎng)格粒子模擬鳥彈,鳥彈與復(fù)材蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的接觸類型為點(diǎn)面接觸,將SPH粒子設(shè)為從節(jié)點(diǎn),被撞結(jié)構(gòu)設(shè)為主面段。將前面板與蜂窩芯、蜂窩芯與后面板同樣采用點(diǎn)面接觸。由于在撞擊過程中,結(jié)構(gòu)各部分自身會(huì)發(fā)生接觸,所以對復(fù)合材料蜂窩夾芯板中各部分采用自接觸。將復(fù)合材料蜂窩夾芯平板的環(huán)周向最外側(cè)節(jié)點(diǎn)(包括復(fù)合材料面板殼單元與蜂窩芯體單元)進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)和平動(dòng)的六自由度約束。

        圖3 有限元模型 (a)前、后面板;(b)蜂窩芯;(c)鳥彈Fig. 3 Finite element model (a) front and rear panel;(b) honeycomb;(c) bird

        針對復(fù)合材料面板的限元分析,選用Lavadèze正交各向異性復(fù)合材料單層模型,圖4為該模型下復(fù)合材料的自然坐標(biāo)系。本構(gòu)關(guān)系如式(1)所示,蜂窩夾芯材料的應(yīng)變率相關(guān)特性較弱[12],且本研究中復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)鉤的前后面板鋪層層數(shù)較少,故不考慮撞擊變形過程中高應(yīng)變率對材料力學(xué)性能的影響。

        圖4 復(fù)合材料自然坐標(biāo)系Fig. 4 Natural coordinate system of composite

        式中:?12、?23、?13是相應(yīng)方向上的剪切應(yīng)變;?11是纖維方向上的應(yīng)變;?22是垂直纖維方向上的應(yīng)變;σ12、σ23、σ13是相應(yīng)方向上的剪切應(yīng)力;σ11是纖維方向上的應(yīng)力;σ22是垂直纖維方向上的應(yīng)力;G13是1、3平面上的剪切模量;G12是1、2平面上的剪切模量;G23是2、3平面上的剪切模量;E1、E2是纖維方向和垂直于纖維方向的彈性模量;ν12是泊松比。

        (1)纖維方向上(1-方向),若?11>0,材料受拉,此時(shí)

        若?11<0,材料受壓,此時(shí)

        (2)橫向上(2-方向),若?22>0,則材料受拉,此時(shí)

        若?22>0,材料受壓,此時(shí)

        (3)剪切模量可表示為

        式(2)~(6)中:d為損傷因子;dft為纖維拉伸損傷因子,dfc為纖維壓縮損傷因子;d′為基體損傷因子。相關(guān)參數(shù)如表1所示。

        表1 復(fù)合材料面板本構(gòu)模型參數(shù)[6,12-13]Table 1 Composite panel constitutive model parameters[6,12-13]

        蜂窩芯的材料力學(xué)屬性是各向異性,如圖5所示,其幾何形狀為正六邊形,力學(xué)性能可分為W方向、T方向、L方向,性能參數(shù)見表2。

        表2 Nomex蜂窩的材料參數(shù)[6]Table 2 Nomex honeycomb material parameters [6]

        圖5 力學(xué)性能方向Fig. 5 Directions of honeycomb core mechanical properties

        在復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)中,面板和芯材通過膠層粘合在一起。對膠粘的模擬選取有限元軟件中的TIED單元類型,其剛度采用應(yīng)力變形公式,分為兩個(gè)模式:法向模量E0和剪切模量G0,其應(yīng)力可以表示為:

        膠粘單元的相關(guān)參數(shù)如表3所示。

        表3 膠粘單元參數(shù)[14-16]Table 3 TIED element parameters[14-16]

        采用Murnaghan狀態(tài)方程[5]模擬鳥彈材料,此本構(gòu)模型可用于描述近似流體的材料,即

        式中:P0為撞擊初始壓力;ρ0為鳥彈初始密度。其中通過優(yōu)化反演的方法獲取B=17.96;r=15.92[5]。

        3 結(jié)果與分析

        3.1 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

        圖6為鳥撞實(shí)驗(yàn)結(jié)果。如圖6(a)和(b)所示,撞擊目標(biāo)的前后面板均出現(xiàn)沿對角方向的基體開裂和纖維斷裂。圖6(c)~(e)為撞擊目標(biāo)在0 ms、3 ms和10 ms時(shí)刻下的背部動(dòng)態(tài)變形情況,在約2.5 ms達(dá)到最大變形后沒有恢復(fù),之后繼續(xù)維持在最大變形位置處。圖6(f)為實(shí)驗(yàn)過程中撞擊目標(biāo)背部標(biāo)記點(diǎn)的位移-時(shí)間曲線。

        圖6 鳥撞實(shí)驗(yàn)結(jié)果 (a)前面板損傷形式;(b)后面板損傷形式;(c)~(e) 撞擊目標(biāo)背部在0 ms、3 ms和10 ms時(shí)刻的動(dòng)態(tài)變形情況;(f) 圖(b)中標(biāo)記點(diǎn)的位移-時(shí)間變化Fig. 6 Bird impact experiment results (a) damage form of front panel;(b) damage form of rear panel;(c)-(e) deformation of rear panel at 0 ms,3 ms and 10 ms;(f) displacement variation of marks in Fig.(b)

        3.2 數(shù)值模擬結(jié)果

        圖7為數(shù)值模擬結(jié)果。從圖7可以看出,面板的損傷同樣由撞擊中心處向?qū)欠较驍U(kuò)展。從平板背部動(dòng)態(tài)變形可以看出,在實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬中撞擊中心的最大變形時(shí)刻都出現(xiàn)在3 ms時(shí)刻左右。位移結(jié)果對比見圖7(f),模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果中的位移曲線趨勢大致吻合,最大變形時(shí)刻基本一致,且三處標(biāo)記點(diǎn)的最大值相對誤差分別為11.2%、10.1%和10.6%。模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合度較高,表明該建模方法有效。產(chǎn)生誤差的原因可能是在實(shí)驗(yàn)過程中撞擊點(diǎn)會(huì)偏離平板結(jié)構(gòu)的中心;此外,在數(shù)值模擬中,材料本構(gòu)參數(shù)、網(wǎng)格大小的不同也會(huì)對結(jié)果產(chǎn)生一定的影響。

        圖7 數(shù)值模擬結(jié)果 (a)前面板;(b)后面板;(c) ~(e)0 ms、3 ms和10 ms時(shí)刻平板整體動(dòng)態(tài)變形;(f)位移-時(shí)間曲線Fig. 7 Numerical simulated results (a) front panel;(b) rear panel;(c)-(e) deformation of rear panel at 0 ms, 3 ms and10 ms;(f) comparison of displacement-time curve

        3.3 沖擊能量耗散途徑分析

        通過對比鳥彈的動(dòng)能、鳥彈的內(nèi)能與被撞平板結(jié)構(gòu)各部分的內(nèi)能變化分析能量的耗散途徑。圖8為各部分吸收能量情況。由圖8得知,鳥彈初始動(dòng)能為697.98 J,撞擊后鳥彈動(dòng)能為76.84 J。鳥彈的撞擊動(dòng)能變化分為兩個(gè)階段,第一階段鳥彈與夾芯板接觸到10 ms左右,鳥彈沿平板表面向四周擴(kuò)散,沖擊能量大部分轉(zhuǎn)化為鳥彈自身破壞所需的內(nèi)能,鳥彈動(dòng)能減小,內(nèi)能增加;第二階段,破碎的鳥彈沿平板表面向四周飛出,此時(shí)殘余鳥彈還具有一定的速度,鳥彈剩余動(dòng)能沒有變?yōu)榱恪?/p>

        圖8 各部分吸收能量情況Fig. 8 Absorption of energy by each part

        蜂窩芯、復(fù)合材料面板內(nèi)能變化第一階段由0 ms持續(xù)到10 ms時(shí)刻,面板內(nèi)能和蜂窩芯內(nèi)能增加;第二階段,面板局部失效和蜂窩芯的變形達(dá)到最大,其內(nèi)能基本無變化。

        沖擊能量部分轉(zhuǎn)換為鳥彈自身破壞所需的內(nèi)能,其余能量轉(zhuǎn)化為被撞結(jié)構(gòu)變形和損傷的內(nèi)能,其中蜂窩芯變形較大,吸收的能量占整個(gè)平板結(jié)構(gòu)47.79%,前面板由于直接受到鳥彈撞擊損傷較大,所以其吸收的能量占整體結(jié)構(gòu)32.39%,后面板吸收能量占整體結(jié)構(gòu)13.20%。

        3.4 吸能特性影響因素分析

        3.4.1 面板鋪層方式對結(jié)構(gòu)吸能特性的影響

        通過改變夾芯結(jié)構(gòu)的前面板的纖維鋪層方式(后面板為單層板,且吸能占比較小,故只針對前面板的纖維鋪層方式進(jìn)行變參分析),研究鋪層方式的變化對夾芯結(jié)構(gòu)在鳥撞過程中吸能效果的影響,前面板不同纖維鋪層方式如表4所示。

        表4 前面板不同纖維鋪層方式Table 4 Layer way of the fiber for front panel

        圖9是不同鋪層方式面板的夾芯結(jié)構(gòu)在鳥撞過程中鳥彈動(dòng)能的變化。當(dāng)面板纖維鋪層方式不同時(shí),鳥彈動(dòng)能變化量也不同,前面板為±45°正交纖維鋪層的平板結(jié)構(gòu)相比±90°正交纖維鋪層的結(jié)構(gòu)吸能較多。結(jié)果表明,改變前面板纖維鋪層方式對夾芯結(jié)構(gòu)吸能特性有影響。撞過程中各部分的吸能值。可知,前面板內(nèi)能的變化是引起結(jié)構(gòu)吸能總量有差異的主要原因。

        圖9 鳥彈動(dòng)能變化Fig. 9 Variation of kinetic energy of birds

        表5為不同纖維鋪層方式下的夾芯結(jié)構(gòu)在鳥

        表5 不同鋪層方式的蜂窩芯結(jié)構(gòu)各部分吸能情況Table 5 Energy absorption of various parts of honeycomb core structure with different lamination methods

        3.4.2 蜂窩芯高度的變化對結(jié)構(gòu)吸能特性的影響

        改變蜂窩芯的高度會(huì)使整體夾芯結(jié)構(gòu)的尺寸發(fā)生變化,對整個(gè)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、彎曲剛度以及質(zhì)量影響較大。設(shè)定五種蜂窩芯高度,分別為3 mm、5 mm、8 mm、10 mm、15 mm。考察蜂窩芯高度的變化對整體結(jié)構(gòu)抗鳥撞能力及吸能效果的影響。

        圖10為不同蜂窩芯高度的復(fù)合材料夾芯板的撞擊中心處位移變化情況。由圖10可知,3 mm與5 mm蜂窩芯高度的平板在被撞擊后最大變形位置出現(xiàn)在約2.5 ms,之后繼續(xù)維持最大變形,而8 mm、10 mm與15 mm蜂窩芯高度的平板則被撞擊到最大變形后經(jīng)歷了一個(gè)反彈的過程,且隨著蜂窩芯高度的增加,撞擊處的最大位移值減小,表明結(jié)構(gòu)厚度的增加導(dǎo)致其抗鳥撞變形能力增加。

        圖10 不同蜂窩芯高度的平板中心位移-時(shí)間變化曲線Fig. 10 Variation curves of displacement-time of plates with different heights of honeycomb core

        圖11為鳥彈動(dòng)能隨蜂窩芯高度的變化曲線。從圖11可以看出,鳥彈動(dòng)能的減少量隨著蜂窩芯高度的增加而減小,表明蜂窩芯高度的增加導(dǎo)致復(fù)合材料蜂窩夾芯板的彎曲剛度增加,夾芯結(jié)構(gòu)在受鳥彈沖擊后變形量減少,夾芯結(jié)構(gòu)內(nèi)能變化減小,鳥彈剩余動(dòng)能增加。

        圖11 鳥彈動(dòng)能隨撞擊平板蜂窩芯高度的變化Fig. 11 Variation of birdshot kinetic energy with the impact height of plate honeycomb core

        4 結(jié)論

        (1)建立了復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)在鳥撞沖擊下的數(shù)值模型,對比數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果,兩者一致性較高,驗(yàn)證了有限元建模方法的合理性。

        (2)沖擊過程能量耗散途徑分析和吸能特性研究結(jié)果表明沖擊能量部分被鳥彈自身破壞所吸收,轉(zhuǎn)化為鳥彈內(nèi)能增加;部分則儲(chǔ)存在未完全破碎的鳥彈中,鳥彈的剩余動(dòng)能不為零;其余能量則被平板結(jié)構(gòu)以結(jié)構(gòu)損傷破壞和變形的形式所吸收,夾芯結(jié)構(gòu)各部分內(nèi)能增加。由于蜂窩芯變形最大,前面板直接受到鳥彈撞擊,所以蜂窩芯與前面板所吸能占整個(gè)結(jié)構(gòu)最多。

        (3)對實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證過的計(jì)算模型進(jìn)行變參分析,研究纖維鋪層方式的不同對夾芯結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能及吸能效果的影響。結(jié)果表明,前面板為±45°正交纖維鋪層的復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)相比±90°正交纖維鋪層的夾芯結(jié)構(gòu)吸能較多。

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